DE1626114B2 - Gas turbine jet engine for aircraft - Google Patents

Gas turbine jet engine for aircraft

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Description

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge, mit einem ringförmigen Strömungskanal, in dem ein Niederdruckkompressor, ein Hochdruckkompressor, eine Verbrennungseinrichtung, eine Hochdruckturbine und eine Niederdruckturbine in Strömungsrichtung hintereinander angeordnet sind, wobei eine Anzahl hohler Kompressorauslaß-Leitschaufeln über eine radial innere Ringkammer und öffnungen in der Innenwand des Kompressorauslaß-Kanals mit diesem und über eine äußere Ringkammer mit einer Kompressordruckluft verbrauchenden Einrichtung, z. B. der Kabinenbelüftung in Verbindung steht.The invention relates to a gas turbine jet engine for aircraft, with an annular flow channel, in which a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion device, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine are arranged one behind the other in the direction of flow, a number of hollow compressor outlet guide vanes over a radially inner annular chamber and openings in the inner wall of the compressor outlet channel with this and via an outer annular chamber with a device consuming compressed air, e.g. B. the cabin ventilation is in connection.

Ein solches Triebwerk ist aus der GB-PS 932 000 bekannt. Hierbei wird die gesamte in der äußeren Ringkammer zur Weiterleitung an die Verbraucher benötigte Druckluft über den Kranz von Kompressorauslaß-Leitschaufeln angeliefert. Diese Leitschaufeln müssen daher einen großen inneren Strömungsquerschnitt aufweisen, was dazu führt, daß sie in axialer Richtung des Triebwerks betrachtet, eine Länge aufweisen müssen, die beträchtlich größer ist als für ihre Leitfunktion erforderlich. Hierdurch bedingt wird auch die axiale Gesamtabmessung des Triebwerks und zugleich dessen Gewicht vergrößert, was höchst unerwünscht ist.Such an engine is known from GB-PS 932,000. Here, the entire in the outer annular chamber Compressed air required for forwarding to the consumer via the ring of compressor outlet guide vanes delivered. These guide vanes must therefore have a large internal flow cross-section, which means that, viewed in the axial direction of the engine, they must have a length, which is considerably larger than necessary for its control function. This also determines the overall axial dimension of the engine and at the same time its weight increased, which is highly undesirable.

Günstig an der bekannten Druckluftführung ist der Umstand, daß die Druckluft am radial inneren Teil des ringförmigen Luftströmungskanals abgezapft wird, d. h. an einer Stelle, wo die geringste Staubkonzentration zu erwarten ist. Eine unmittelbare Verbindung zwischen äußerer Ringkammer und dem ringförmigen Luftströmungskanal würde Luft aus den radial äußeren Bereichen in die Ringkammer fördern, was dazu führen würde, daß die so abgezapfte Luft einen hohen Staubanteil besitzt.A favorable aspect of the known compressed air supply is the fact that the compressed air is at the radially inner part of the the annular air flow channel is tapped, d. H. in a place where the lowest dust concentration too is expected. A direct connection between the outer ring chamber and the ring-shaped air flow channel would convey air from the radially outer areas into the annular chamber, which would lead to that the air drawn off in this way has a high proportion of dust.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, der äußeren Ringkammer zur Weiterleitung an die Verbraucher staubfreie Luft aus dem radial inneren Teil des Strömungskanals zuzuführen, ohne den Querschnitt der Leitschaufeln über das durch ihre Strömungsfunktion bedingte Maß vergrößern zu müssen und so die axiale Gesamtabmessung des Triebwerks klein zu halten.The invention is based on the object of the outer annular chamber for transmission to the consumer To supply dust-free air from the radially inner part of the flow channel without the cross-section of the To have to enlarge guide vanes beyond the extent caused by their flow function and so the axial To keep overall dimensions of the engine small.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe bei einem Gasturbinenstrahltriebwerk der eingangs genannten Gattung dadurch gelöst, daß das ringförmige Flammrohr der Verbrennungseinrichtung stromoberseitig derAccording to the invention, this object is achieved in the case of a gas turbine jet engine as mentioned at the beginning Type solved in that the annular flame tube of the combustion device upstream of the

ίο Brennstoffeinspritzdüsen durch mehrere im Winkelabstand radial angeordnete Hohlstreben gehalten ist, die mit ihrem inneren Ende bis nahe an die Innenwand des Kompressorauslaßkanals und mit ihrem äußeren Ende in die äußere Ringkammer reichen.ίο Fuel injection nozzles by several angularly spaced radially arranged hollow struts is held, which with its inner end close to the inner wall of the Compressor outlet channel and reach with its outer end in the outer annular chamber.

Durch diese Ausbildung wird die Möglichkeit geschaffen, Leitschaufeln zu benutzen, die die gleiche axiale Erstreckung haben wie die normalerweise benutzten Leitschaufeln, über die keine Hilfsluft abgezapft wird. Die das Flammrohr tragenden Streben, die erfindungsgemäß einen Großteil der Hilfsluft führen, müssen konstruktiv immer vorhanden sein, um die Verbrennungseinrichtung zu tragen, so daß durch ihre zusätzliche Leitfunktion keine Vergrößerung irgendwelcher Dimensionen des Triebwerks erforderlich wird.This training creates the possibility of using guide vanes that are the same have axial extension like the guide vanes normally used, through which no auxiliary air is drawn off will. The struts carrying the flame tube, which according to the invention lead a large part of the auxiliary air, must be structurally always present to support the combustion device, so that by their additional Control function no enlargement of any dimensions of the engine is required.

Um für diese die Hilfsluft führenden Streben einen Temperaturausgleich zu ermöglichen, sind gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung diese Hohlstreben radial auf Zapfen gleitbar, die am Triebwerksgehäuse befestigt sind.In order to enable temperature equalization for these struts leading the auxiliary air, according to a Another embodiment of the invention, these hollow struts can be slid radially on pins that are located on the engine housing are attached.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung an Hand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigtAn exemplary embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. In the Drawing shows

F i g. 1 eine schematische teilweise aufgebrochene Ansicht eines Gasturbinenstrahltriebwerks, F i g. 2 eine vergrößerte Teilschnittansicht des Triebwerks gemäß F i g. 1 im Bereich des Kompressorauslasses bzw. des stromoberseitigen Teils der Verbrennungseinrichtung. F i g. 1 is a schematic, partially broken away view of a gas turbine jet engine; F i g. 2 is an enlarged partial sectional view of the engine according to FIG. 1 in the area of the compressor outlet or the upstream part of the combustion device.

Das in F i g. 1 dargestellte Gasturbinenstrahltriebwerk weist einen ringförmigen, durch eine Innenwand 12 und eine Außenwand 13 gebildeten Hauptströmungskanal 11 auf. Dieser Hauptströmungskanal enthält in Strömungsrichtung hintereinander einen Niederdruckkompressor 15, einen Hochdruckkompressor 16, einen Kranz von hohlen Auslaßleitschaufeln 17, eine Verbrennungseinrichtung mit einem ringförmigen Flammrohr 18, eine Hochdruckturbine 19 und eine Niederdruckturbine 20 sowie eine Schubdüse 21.The in Fig. 1 shown gas turbine jet engine has an annular, through an inner wall 12 and an outer wall 13 formed main flow channel 11. This main flow channel contains one behind the other in the direction of flow is a low-pressure compressor 15, a high-pressure compressor 16, a ring of hollow outlet guide vanes 17, a combustor having an annular Flame tube 18, a high pressure turbine 19 and a low pressure turbine 20 as well as an exhaust nozzle 21.

Das Flammrohr 18 ist von der Außenwand 13 durch einen Ringkanal 23 getrennt, der die Sekundärluft führt, die über Einlaßöffnungen 22 in das Flammrohr eintritt. Das Flammrohr 18 ist von der Innenwand 12 durch eine innere Ringkammer 25 getrennt, die die Verdünnungsluft führt, welche über radial innere Einlasse 24 in das Flammrohr eintritt. Zur Brennstoffzuführung dienen radial verlaufende Leitungen 26, die in Brennstoffeinspritzdüsen 27 enden.The flame tube 18 is separated from the outer wall 13 by an annular channel 23 which guides the secondary air, which enters the flame tube via inlet openings 22. The flame tube 18 is from the inner wall 12 through an inner annular chamber 25, which guides the dilution air, which via radially inner inlets 24 in the flame tube enters. Radially extending lines 26, which are inserted into fuel injection nozzles, serve to supply fuel 27 ends.

Das stromoberseitige Ende des Flammrohrs, d. h. der Flammrohrkopf 30 wird vom Außengehäuse 14 über einen Kranz von Hohlstreben 21 getragen, die mit dem Flammrohr 18 verschweißt sind; mit ihren radial äußeren Enden sind die Hohlstreben 31 auf Zapfen 32 gleitbar, die am Triebwerksgehäuse 14 befestigt sind. Der Flammrohrkopf kann sich daher gegenüber dem Triebwerksgehäuse 14 radial bewegen, um Wärmedehnungen aufzunehmen, wobei dennoch eine feste axiale Lage gewährleistet ist.The upstream end of the flame tube, i.e. H. the flame tube head 30 is from the outer housing 14 over a ring carried by hollow struts 21 which are welded to the flame tube 18; with their radially outer At the ends, the hollow struts 31 can be slid on pins 32 which are fastened to the engine housing 14. Of the The combustion tube head can therefore move radially with respect to the engine housing 14 in order to prevent thermal expansions take up, but a fixed axial position is guaranteed.

Die radial innenliegenden Enden 33 der HohlstrebenThe radially inner ends 33 of the hollow struts

31 stehen mit der inneren Ringkammer 25 in Verbindung, so daß Luft aus dieser Ringkammer 25 über die Hohlstreben 31 in eine äußere Ringkammer 34 gelangen kann, aus der die Luft über eine Leitung den Verbrauchern z. B. zur Kabinenbelüftung zugeführt wird.31 are in communication with the inner annular chamber 25, so that air can pass from this annular chamber 25 via the hollow struts 31 into an outer annular chamber 34 can, from the air via a line to consumers z. B. is supplied to cabin ventilation.

Über Öffnungen 36 der Innenwand 12 kann ein weiterer Anteil von Druckluft aus der inneren Ringkammer 25 in bekannter Weise über einen Ringkanal 37 und die hohlen Leitschaufeln 17 in die äußere Ringkammer 34 gelangen.A further proportion of compressed air can flow out of the inner annular chamber via openings 36 in the inner wall 12 25 in a known manner via an annular channel 37 and the hollow guide vanes 17 into the outer annular chamber 34 arrive.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

Claims (2)

Patentansprüche:Patent claims: 1. Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge, mit einem ringförmigen Strömungskanal, in dem ein Niederdruckkompressor, ein Hochdruckkompressor, eine Verbrennungseinrichtung, eine Hochdruckturbine und eine Niederdruckturbine in Strömungsrichtung hintereinander angeordnet sind, wobei eine Anzahl hohler Kompressorauslaß-Leitschaufeln über eine radial innere Ringkammer und Öffnungen in der Innenwand des Kompressorauslaßkanals mit diesem und über eine äußere Ringkammer mit einer Kompressordruckluft verbrauchenden Einrichtung, z. B. der Kabinenbelüftung in Verbindung steht, dadurch gekennzeichnet, daß das ringförmige Flammrohr (18) der Verbrennungseinrichtung stromoberseitig der Brennstoffeinspritzdüsen (27) durch mehrere im Winkelabstand radial angeordnete Hohlstreben (31) gehalten ist, die mit ihrem inneren Ende (33) bis nahe an die Innenwand (12) des Kompressorauslaßkanals (11) und mit ihrem äußeren Ende in die äußere Ringkammer (34) reichen.1. Gas turbine jet engine for aircraft, with an annular flow channel in which a Low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion device, a high pressure turbine and a low-pressure turbine are arranged one behind the other in the direction of flow, wherein a number of hollow compressor outlet guide vanes over a radially inner annular chamber and Openings in the inner wall of the compressor outlet channel with this and via an outer annular chamber with a device consuming compressed air, e.g. B. the cabin ventilation in Connection is, characterized in that the annular flame tube (18) of the combustion device upstream of the fuel injection nozzles (27) by several angularly spaced radially arranged hollow struts (31) is held, which with its inner end (33) close to the inner wall (12) of the compressor outlet channel (11) and with its outer end into the outer Annular chamber (34) are sufficient. 2. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hohlstreben (31) radial auf Zapfen (32) gleitbar sind, die am Triebwerksgehäuse (14) befestigt sind.2. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that the hollow struts (31) are slidable radially on pins (32) which are attached to the engine housing (14).
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